Энциклопедия по машиностроению XXL. Двигатели жидкостные реактивные


Жидкостный ракетный двигатель — ВиКи

  Рис. 1. Схема двухкомпонентного ЖРД1 — магистраль горючего2 — магистраль окислителя3 — насос горючего4 — насос окислителя5 — турбина6 — газогенератор7 — клапан газогенератора (горючее)8 — клапан газогенератора (окислитель)9 — главный клапан горючего10 — главный клапан окислителя11 — выхлоп турбины12 — форсуночная головка13 — камера сгорания14 — сопло

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

Топливная система

  Турбонасосный агрегат (ТНА) ЖРД-ракеты Фау-2 в разрезе. Ротор турбины посредине. Роторы насосов по бокам от него

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания, — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например в двигательных установках ракет-носителей.

На рис. 1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20 К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего, для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

Вытеснительная система. При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9, 10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки — прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10—15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля «Аполлон» — служебной (тяга 9760 кгс), посадочной (тяга 4760 кгс), и взлётной (тяга 1950 кгс).

Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) Главное требование, предъявляемое к форсункам — максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.Через форсуночную головку двигателя F-1, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами. За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо — это потеря тяги и удельного импульса. Решение этой проблемы достигается рядом мер:

  • Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
  • Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
  • Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда — свыше 3000 К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются — охлаждение и теплозащита[5].

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой[неизвестный термин]. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

  Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД-ракеты «Титан I»

Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.

Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной», если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым» методом проточного охлаждения.

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто прогорала в этих зонах с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 «Зенит», РН 11К25 «Энергия»), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана, которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой[неизвестный термин] (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» — занавеска) — это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в небольших ЖРД, с тягой до 10 т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля «Аполлон».

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД — ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например гептил/азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми (например кислород/керосин), необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь — это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

  • Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
  • Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель — одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
  • Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом.

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

  • Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
  • Поддержание стабильного режима работы.
  • Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
  • Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
  • Регулирование соотношения расхода компонентов.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 1 — позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Характеристики пар двухкомпонентного топлива[6] Окислитель Горючее Усреднённая плотностьтоплива[7], г/см³ Температура в камересгорания, К Пустотный удельныйимпульс, с
Кислород Водород 0,3155 3250 428
Кислород Керосин 1,036 3755 335
Кислород Несимметричный диметилгидразин 0,9915 3670 344
Кислород Гидразин 1,0715 3446 346
Кислород Аммиак 0,8393 3070 323
Тетраоксид диазота Керосин 1,269 3516 309
Тетраоксид диазота Несимметричный диметилгидразин 1,185 3469 318
Тетраоксид диазота Гидразин 1,228 3287 322
Фтор Водород 0,621 4707 449
Фтор Гидразин 1,314 4775 402
Фтор Пентаборан 1,199 4807 361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

  • Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета «Сатурн-5», первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени — кислород/водород, и система «Спейс шаттл», в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
  • Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости, имеющие температуру кипения выше 0 °C.
    • Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
    • Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «Аполлон»: все три ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, — высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
  • Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
  • Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе является крупной техногенной катастрофой даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

xn--b1aeclack5b4j.xn--j1aef.xn--p1ai

Двигатель воздушно-реактивный жидкостной (ЖРД) - Энциклопедия по машиностроению XXL

К. Э. Циолковскому принадлежит также первенство в изобретении комбинированного воздушно-реактивного двигателя, метода охлаждения жидкостного реактивного двигателя одним из компонентов топлива, специального насоса для подачи жидких горючего и окислителя в камеру сгорания.  [c.415]

Неустойчивый процесс течения газового потока возникает не только в жидкостных ракетных двигателях. Подобные процессы возможны в воздушно-реактивных и в плазменных двигателях, а также в магнитогидродинамических генераторах, в ядерных силовых и энергетических установках.  [c.3]

Различают следующие основные типы реактивных двигателей пороховые реактивные двигатели, жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) и воздушно-реактивные двигатели (ВРД).  [c.176]

Реактивные двигатели бывают воздушно-реактивные, к которым относятся бескомпрессорные и турбореактивные (компрессорные), а также жидкостно-реактивные.  [c.113]

Рис. 9.5. Конструктивные схемы бескомпрессорного воздушно-реактивного (а), турбореактивного б ) и жидкостно-реактивного (в) двигателей
Наряду с воздушно-реактивными двигателями в авиации при-, меняются также жидкостные реактивные двигатели, в которых в качестве окислителя для жидкого топлива используется не воздух, а какое-нибудь вещество, находящееся в жидком состоянии (жидкий кислород, азотная кислота и т. д.).  [c.229]

Н. И. Кибальчич разработал первый в мире проект реактивного летательного аппарата с пороховым двигателем. В 1909 г. Антонович предложил принцип действия и схему устройства пульсирующего бескомпрессорного воздушно-реактивного двигателя. Большое значение в создании и развитии реактивной техники имеют исследования К. Э. Циолковского, автора проекта реактивного самолета и творца теории ракет дальнего действия, изобретателя первого жидкостно-реактивного двигателя.  [c.461]

Практическое значение имеют реактивные двигатели, работающие на твердом топливе, жидкостные реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.  [c.192]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели создают тягу, необходимую для продвижения летательных аппаратов. Пороховые и жидкостные ракеты при той же площади миделевого сечения и при том же весе способны развивать большую тягу,  [c.150]

Для уменьшения размеров реактора и для предотвращения отравления охлаждающего воздуха радиоактивными изотопами конструируют реакторы с жидкостным охлаждением. Теплота, выделяющаяся в реакторе, поглощается жидким теплоносителем и переносится в теплообменник, где б передается обогреваемому воздуху. Ясно, что температура теплоносителя на выходе из реактора должна быть больше температуры воздуха перед истечением из сопла. Поэтому вода, критическая температура которой равна 650 К, в качестве теплоносителя непригодна. Наиболее подходящими теплоносителями для ядерных воздушно-реактивных двигателей являются расплавленные металлы, температура плавления которых меньше температуры на выходе из теплообменника Гз, а упругость насыщенных паров при температуре Гз, которую теплоноситель имеет на выходе из реактора, не слишком велика, т. е. не намного превосходит давление торможения в камере роо.  [c.368]

В двигателях тяжелого топлива удельный расход топлива составляет 170—180 г на одну лошадиную силу в час. В современном поршневом авиационном бензиновом двигателе большой высотности удельный расход топлива доходит до 280—300 г/л. с. ч. В воздушно-реактивных двигателях на скоростях полета до 700 км/час удельные расходы топлива вдвое превышают расходы в бензиновых двигателях. Однако на скоростях полета, превышающих 850—900 км/час, удельные расходы топлива в воздушно-реактивных двигателях меньше расходов в бензиновых двигателях. В жидкостно-реактивных двигателях удельные расходы топлива значительно превышают расходы всех других типов двигателей на современных скоростях полета.  [c.11]

Двигатели современных реактивных самолетов бывают двух основных типов — воздушно-реактивные (ВРД) и жидкостно-ракетные (ЖРД). Первые из них исполь-  [c.32]

Жидкостно-реактивные двигатели обеспечивают высокий уровень тяг по сравнению с воздушно-реактивными двигателями, однако имеют практически самый низкий уровень величины удельного импульса по топливу /уд, вследствие того, что в ЖРД горючее и окислитель находятся на борту летательного аппарата , в ВРД в качестве окислителя используется кислород из атмосферного воздуха, а на борту ЛА имеется только горючее.  [c.350]

Кроме жидкостных двигателей, к двигателям прямой реакции относятся также воздушно-реактивные двигатели (ВРД) разных систем и пороховые ракетные двигатели.  [c.15]

Для ориентации и стабилизации станции в пространстве имеется система исполнительных органов воздушная и гидравлическая системы, реактивные микродвигатели ориентации, блоки включения и контроля. Для создания управляющих моментов используются жидкостные реактивные двигатели. Длительный орбитальный управляемый полет обеспечивается соответствующим запасом топлива.  [c.83]

Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24].  [c.154]

ПОД руководством С. П. Королева — впоследствии академика, выдающегося специалиста в области ракетной техники — был построен первый ракетоплан ГИРД РП-1 (планер конструкции Б. И. Черановского) с жидкостным реактивным двигателем, а с конца 1933 г. были предприняты разработка проектов и испытания реактивных двигателей и ракетных летательных аппаратов в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ). В основу этих исследовательских и проектных работ была положена теория воздушно-реактивных двигателей, предложенная в 1929 г. Б. С. Стечкиным, и получившая международное признание.  [c.367]

В 1936 г. С. П. Королев спроектировал двухместный ракетоплан РП-318 (СК-9) с жидкостным реактивным двигателем ОРМ-65 ( опытньш реактивным мотором ) конструкции В. П. Глушко. Летные испытания проводились в начале 1940 г. летчиком В. П. Федоровым. В 1939 г. группа И. А. Меркулова разработала конструкцию авиационных воздушно-реактивных двигателей прямоточного типа. Устанавливавшиеся под нижними плоскостями крыльев самолетов и использовавшиеся как вспомогательные двигатели,, они в 1939—1940 гг. успешно прошли испытания на истребителях И-15бис и И-153 Н. Н. Поликарпова. Годом позднее В. Ф. Болховитинов (при уча-  [c.367]

Инженер-мвxanгL t ученый и изобретатель в области реактивной техники и межпланет-пых полетов. Конструктор воздушно-реактивных и жидкостно-реактивных двигателей, ракет и ракетопланов. Автор работ по теории реактивных двигателей и космических ракет.  [c.416]

Реактивными называются двигатели, развивающие силу тяги за счет реакции потока газообразных продуктов сгорания, вытекающих с большой скоростью из сопла в окружающую среду. Эти двигатели применяются на летательных аппаратах и Подразделяются на воздушно-реактивные двигатели, у которых окислителем топлива является кйслород атмосфер ного воздуха, жидкостные реактивные двигатели, у которых окислителем является жидкость, запасенная на борту летательного аппарата (жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота), и пороховые двигатели, в которых топливом служит твердое топливо— порох, содержащий в своем составе необходимый для горения кислород.  [c.200]

Топливом для воздушно-реактивных двигателей служит обычно керосин, для жидкостных — водород и соединения его с углеродом, а также твердые металлы с малой атомной массой (литий, бор) и их соедттшп с водородом.  [c.200]

Сверхзвуковые сопла Лаваля широко применяются в аэродинамических трубах для создания равномерного сверхзвукового нотока в рабочей части трубы, в воздушно-реактивном и жидкостно-реактивном двигателях для преобразования части энтальпии, к-рой газ располагает на входе в С., в кинетическую энергию направленного движения газа. Во многих слу чаях необходимо изменять число М на выходе из С. Для этого ирименяются С. с изменяемым отношением Это регулирование осуществляется либо меха нически, что наиболее просто достигается в плоских  [c.583]

Использование атмосферного воздуха. Одним из направлений повышения эффективности ДУ многоразовых носителей является использование атмосферного воздуха на участке полета носителя в плотных слоях атмосферы, которое можно осуществить двумя путями применением воздушно-реактивного двигателя и жидкостного ракетного двигателя, в котором используется атмосферный воздух, входящий в воздухозаборник носителя, сжижаемый на его борту и подаваемый в камеру двигателя в качестве жидкого окислителя. ЖРД на сжижаемом воздухе планируется использовать на английском МТКК Хотол . Вообще для выведения полезных грузов массой до 30 т на низкую орбиту с малым наклонением предпочтение за рубежом отдается одноступенчатым МТКК с маршевыми ВРД или ЖРД на сжиженном воздухе, а для полезных грузов массой более 60 т — двухступенчатым многоразовым крылатым носителям с маршевыми ДУ с использованием ЖРД.  [c.409]

Истребитель-перехватчик 302 . У создателей истребителя с жидкостным ракетным двигателем БИ имелись конкуренты в самом РНИИ. Еще до войны в Реактивном институте бьша начались работы по проектированию истребителя с необычной силовой установкой, состоявшей из одного разгонного ЖРД и двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей с прямоугольными управляемыми соплами под крылом. Таким бьш самолет по проекту 1940 года, задуманный как первый в мире истребитель с составной реактивной группой.  [c.287]

Таким образом, для инженеров РНИИ прямоточные воздушно-реактивные двигатели были не в новинку. Только теперь для их разгона до рабочей скорости предлагалось использовать жидкостный ракетный двигатель простой схемы.  [c.289]

Много внимания здесь Королев уделяет двигательной установке. Он анализирует возможности АТ при ее стартовом весе 200 килограммов и жидкостном реактивном двигателе. В различньгх вариантах расчетная дальность полета составляла от 34 до 67 километров. Просчитаны также два варианта двигательной установки с воздушно-реактивным двигателем. Расчетная дальность полета при этом составляла соответственно 420 и 840 километров.  [c.293]

Силовые авиационные установки предназначены для создания тяги. Любая авиационная силовая установка является реактивной, так как тяга получается в результате отбрасывания масс воздуха или газа при любом типе авиационного двигателя. В винтомоторной силовой установке винт отбрасывает большие массы воздуха с небольшими скоростями, в воздушно-реактивном двигателе из сопла выбрасываются сравнительно небольшие массы газа со скоростями, блчзкими к скорости звука, в силовых установках с жидкостно-реактивными двигателями совсем малые количества газа выбрасываются из сопла со скоростями 2500—2800 м сек.  [c.5]

С середины 1943 г. НКАП все больше внимания стал уделять созданию реактивной техники. Развернулись интенсивные поиски новых путей создания реактивной авиации, которые значительно активизировались после появления в 1943 г. первых немецких реактивных самолетов. Было решено в первую очередь разработать надежный реактивный двигатель, для чего ГКО и НКАП провели концентрацию конструкторских сил, имевших отношение к реактивному двигателестроению. Первым шагом в этом направлении явилось создание специализированных подразделений в структуре ведущих ведомственных научно-исследовательских институтов, В ЦИАМе в августе 1943 г. была организована лаборатория по исследованию и разработке воздушно-реактивных двигателей (ВРД) во главе с А. М. Люлькой, В этом же институте к созданию реактивных двигателей были подключены научные подразделения, возглавляемые В. В, Уваровым, А. И, Толстовым, К. В, Хол-щевниковым, А, А. Фадеевым и другими, В ЦАГИ 19 ноября 1943 г, был создан реактивный отдел под руководством Г. И. Абрамовича [3, д. 866, л. 13]. Начало следующему этапу было положено изданием постановлений ГКО от 18 февраля и 29 мая 1944 г., в соответствии с которыми головным ведомством по всем работам, проводившимся в СССР по созданию реактивных двигателей, назначался НКАП а выполнявший ранее эти функции Государственный институт по реактивной технике при СНК СССР упразднялся. Вместо него в системе НКАП был образован Научно-исследовательский институт реактивной авиации (НИИ-1), который стал собирать все научные кадры, занимавшиеся проблемами создания ВРД и жидкостных реактивных двигателей (ЖРД) [3, д. 1085, л. 80 — 85]. Из ЦИАМа в НИИ-1 была переведена группа  [c.229]

В Советском Союзе уже с начала 30-х годов развернулись работы практически по всем видам авиационных реактивных двигателей жидкостным, твердотопливным и воздушно-реактивным (прямоточным, пульсирующим, мотокомпрессорным, турбокомпрессорным). Постепенное совершенствование этих двигателей наряду с общим прогрессом авиационной техники позволило Советскому Союзу несмотря на тяжелейшие условия войны иметь ко времени ее окончания научно-конструкторский задел и промышленную базу, на основе которых в послевоенные годы началось бурное развитие двух основных направлений реактивной техники в СССР реактивной авиации и ракстно-космической техники,  [c.394]

В основе развития этих двух направлений лежали работы, связанные с созданием и посяедующим совершенствованием самолетов с жидкостными и воздушно-реактивными двигателями. Работы над этими самолетами велись в тесной взаимосвязи друг с другом. Однако для более четкого представления технических особенностей их развития и большей стройности изложения целесообразно рассматривать отдельно историю становления отечественных реактивных самолетов с жидкостными реактивными двигателями (ЖРД) и с воздушно-реактивными двигателями (ВРД).  [c.394]

РНИИ был создан на базе ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) и московской Группы по изучению реактивного движения (ГИРД) и подчинен Нар-комтяжпрому. Возглавил институт начальник ГДЛ И. Т. Клейменов, а его заместителем был назначен начальник ГИРД С. П. Королев. В составе РНИИ были организованы отделы по разработке пороховых снарядов, жидкостных ракет, стартовых установок, подразделения по разработке ЖРД, крылатых и баллистических ракет, прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), газодинамическая и химическая лаборатории, испытательные станции и производственные мастерские.  [c.23]

Необходимый температурный режим поршневых авиационных двигателей жидкостного охлаждения поддерживается путем непрерывного пропускания через зарубашечное пространство двигателя охлаждающей жидкости (воды или низкозамерзающей смеси из воды, спирта и глицерина), которая, омывая цилиндры, отнимает от них тепло. Контроль температурного режима осуществляется по температуре охлаждающей жидкости, поступающей в двигатель. В отдельных случаях контроль производится по перепаду температур, т. е. измеряется температура охлаждающей жидкости на входе в двигатель и на выходе из него. Для измерения температуры охлаждающей жидкости, обычно равной от 50 до 120° С, применяются жидкостные дистанционные термометры и электрические термометры сопротивления. У двигателей воздушного охлаждения температурный режим контролируется путем непрерывного измерения температуры головки наиболее нагретого цилиндра двигателя (обычно первого). Для этой цели применяются термоэлектрические термометры с диапазоном измерения от 100 дО 350° С. Температурный режим турбореактивных двигателей контролируется наблюдением за температурой газов в реактивном сопле двигателя, измеряемой термоэлектрическими термометрами с пределом измерения до 900—1000 С.  [c.319]

В результате были остановлены не только летные испытания Х-24В , но и работы над двумя экспериментальными воздушно-космическими аппаратами Икс-24Си ( Х-24С ), один из которых собирались снабдить парой прямоточных воздушно-реактивных двигателей, а другой — жидкостным ракетным двигателем XLR-99 , оставшимся в наследство от ракетоплана Х-15 . Конструкторы фирмы Мартин рассчитывали провести цикл испытаний этих аппаратов, включавший более чем 200 полетов, и достичь скоростей порядка 8 Махов. Однако 200 миллионов долларов, затребованные ими, так и не были никогда выделены.  [c.200]

Особый интерес в конструкции орбитального самолета ХОТОЛ представляет маршевая кислородно-водородная двигательная установка ПОТОТ КВ454 , способная функционировать последовательно в режимах воздушно-реактивно-го и жидкостного двигателей. С момента старта и до высоты  [c.545]

На Восточном фронте действия авиации были сосредоточены главным образом во фронтовой зоне и ближних тылах и высоты ее боевого применения были небольшими. В то же время массированные налеты бомбардировочных соединений союзников на крупные объекты, расположенные на территории Германии, осуществлялись, как правило, с больших высот. Бомбардировш ики сопровождались истребителями, обладавшими сравнительно большой высотностью. Поэтому для отражения таких налетов Люфтваффе необходим был истребитель, имеющий хорошие летные данные именно на больших высотах, то есть истребитель повышенной высотности. Столь разные требования к истребителю, обусловленные существенно различным характером воздушной войны на Западе и Востоке, ставили перед немецкими конструкторами ряд технически трудных задач по качественному улучшению истребителей, ведь, как известно, простое увеличение высотности самолета приводит к ухудшению его летных характеристик на малых и средних высотах. Определенные надежды связывались с внедрением реактивной техники, в частности таких самолетов, как истребитель-перехватчик Ме-1бЗ с жидкостным реактивным двигателем и истребитель-бомбардировщик Ме-262 с двумя турбореактивными двигателями. Опытные образцы этих самолетов в 1943 г. уже проходили летные испытания и велась подготовка к их серийному выпуску. Но для освоения в производстве этих машин и двигателей к ним, а также для переучивания летного состава требовалось довольно много времени. Да и темп выпуска этих самолетов поначалу не мог быть достаточно высоким. Поэтому главный акцент по-прежнему делался на развитие серийных истребителей Ме-109 и FW-190. Они стали основной силой истребительной авиации Люфт-  [c.114]

mash-xxl.info

Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) - Справочник химика 21

    Полноте использования природных и синтетических нефтей, помимо методов их глубокой переработки (крекингом н деструктивной гидрогенизацией) на бензин, весьма способствует широкое применение дизелей, а за последнее время также и воздушного (газотурбинного) и жидкостного реактивных двигателей. Топливом для дизелей являются соляровые масла и моторная нефть, т. е. более тяжелые фракции перегонки нефти, в большей своей части служащие сырьем и для крекинга. К дизельному топливу, в частности к топливу, отличающемуся легкой самовоспламеняемостью, предъявляются специфические качественные требования. Сила стука дизельного мотора (сходного с детонацией в карбюраторном двигателе) определяется воспламеняемостью сжигаемого в нем горючего. Легко воспламеняющееся топливо способствует спокойному ходу дизельных машин. Установлено также, что сокращение [c.11]     Горение распыленного твердого и жидкого горючего является важной составной частью рабочего процесса в воздушно-реактивных и жидкостно-реактивных двигателях, в дизелях, в промышленных топках на угольной пыли или жидком горючем. Следует отметить, что и при сжигании газа возможно образование частиц углерода в пламени (как в диффузионном, так и в гомогенном, особенно при увеличении давления [12]). При этом горение затягивается, а высота факела растет. [c.49]

    Сполдинг Д. Сгорание в жидкостных реактивных двигателях. Вопросы ракетной техники, № 11, 1959. [c.271]

    С о д X a. Внутренняя баллистика жидкостных реактивных двигателей. Вопросы ракетной техники, № 3, 1959. [c.272]

    В периодической литературе приведены многочисленные исследования, связанные с наблюдаемым в жидкостных реактивных двигателях самовозбуждением акустических колебаний. Оказалось, что в зависимости от конкретных условий могут возбуждаться два типа колебаний — продольные и поперечные. Поперечные колебания в свою очередь могут быть поделены на тангенциальные и радиальные. Эти три типа акустических колебаний отличаются формой стоячих волн, возникающих при их реализации в камере сгорания. [c.17]

    Настоящая книга посвящена исследованию одних лишь продольных акустических колебаний, причем предпочтение отдавалось вопросам, не связанным с рабочим процессом в жидкостных реактивных двигателях. Это делалось главным образом потому, что вопросам колебаний (в том числе и продольных) в камерах сгорания жидкостных реактив- [c.18]

    Как будет более подробно показано в гл. X, при возбуждении продольных акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях наиболее существенным является не возмущение теплоподвода, а возмущение газообразования (сгорание жидкого топлива разумно рассматривать как процесс газообразования). Этот процесс может быть связан с известным периодом индукции. Аналогичные [c.318]

    Прежде чем переходить к изложению вопроса, дадим краткое описание схемы жидкостного реактивного двигателя. Как известно, этот тип двигателя представляет собой цилиндрическую трубу а, с одной стороны которой устанавливается сверхзвуковое сопло б, а с другой — устройства для впрыска в камеру сгорания топлива (рис. 411). Последние включают, в частности, устройства для подачи и распыла горючего (трубопровод г на рисунке) [c.473]

    Найденное соотношение следует использовать при написании уравнений, связывающих возмущенные параметры течения слева и справа от поверхности разрыва S, являющейся, как известно, идеализированной неподвижной плоскостью теплоподвода. Чтобы написать свойства поверхности Е, используем зависимости, приведенные в гл. IV. Из сказанного выше ясно, что в уравнениях, описывающих процесс горения в жидкостных реактивных двигателях, не следует пренебрегать колебанием подачи газообразной массы в камеру сгорания, поскольку даже при постоянной подаче жидкого топлива сгорание (т. е. превращение в газ) может происходить с переменной скоростью. Пренебрегая объемом, занимаемым каплями топлива, можно считать, что моментом поступления массы в камеру сгорания является момент перехода топлива в газообразное состояние. Поэтому напишем уравнения для области горения сг в виде (15.5), не пренебрегая членом бМ.  [c.477]

    Сравнивая систему (52.7) с полученной ранее системой (15.7), можно видеть значительное упрощение соотношений на 2 для жидкостного реактивного двигателя по сравнению с соотношениями, справедливыми для горения движущихся газов. Ряд упрощений связан с тем, что OJ = 0, другие— с постоянством параметров газа в установившемся режиме для всей камеры сгорания. Последнее, в частности, приводит к тому, что д1 д2,  [c.478]

    Физически это связано с тем, что продукты сгорания в камере жидкостного реактивного двигателя имеют в основном одинаковую температуру по обе стороны фронта горения. Это существенно отличает процесс в двигателях рассматриваемого типа от процессов в топках и других устройствах, в которых подвод тепла к потоку холодного газа, пересекающего фронт пламени, обычно происходит без заметного увеличения массы текущего газа. [c.482]

    Если вернуться к диаграмме на рис. 112 для того, чтобы понять основные свойства жидкостного реактивного двигателя как колебательной системы, в которой могут развиваться продольные акустические колебания, то [c.483]

    В настоящем параграфе было дано лишь элементарное изложение теории высокочастотных продольных акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях. Интересующимся более полным изложением вопроса следует порекомендовать обратиться к уже упоминавшейся [c.496]

    Устройство жидкостного аккумулятора давления по существу не отличается от устройства обычного жидкостного реактивного двигателя. Поэтому для самого аккумулятора давления необходимо как-то подавать топливо. Топливо в камеру сгорания жидкостного аккумулятора давления выдавливается сжатым воздухом из вспомогательных баллонов, как при вытеснительной подаче. Камеры сгорания жидкостных аккумуляторов давления устанавливаются на верхних днищах основных топливных баков ракеты. [c.25]

    Еще одним способом получения ДМЭ является метод окисления природного газа кислородом с получением синтез-газа в специальном газогенераторе, выполненном на основе опыта создания жидкостно-реактивных двигателей. В этой схеме для получения синтез-газа используются генераторы синтез-газа, основанные на принципах действия жид-костно-реактивного двигателя, а для получения ДМЭ — технология, разработанная ИНХС РАН. Сырьем для процесса может быть как природный газ, так и попутный нефтяной газ [187]. [c.245]

    Все указанные топлива могут применяться также и для ракетных жидкостных реактивных двигателей (ЖРД). [c.241]

    Перекисные соединения используются в самых различных областях народного хозяйства в процессах отбеливания и крашения естественных и искусственных волокон, для отбеливания древесной массы, целлюлозы, мыла, жиров, масел, в качестве составных частей стиральных порошков и синтетических моющих средств, в неорганическом и органическом синтезе, в пищевой промышленности, для производства пено-пластов, как инициаторы процессов полимеризации, в медицине и косметической промышленности, для регенерации воздуха, в пиротехнике, для извлечения некоторых металлов из рудных концентратов, для получения полупроводниковых материалов, для обработки и травления металлических поверхностей, в качестве добавок в дизельное топливо, в жидкостных реактивных двигателях. [c.3]

    А. В. Болгарский, В. К. Щукин, Рабочие процессы в жидкостно-реактивных двигателях, Оборонгиз, 1953. [c.93]

    Чем лучше воспламеняется топливо, тем легче осуществляется запуск жидкостно-реактивного двигателя, более плавно и быстро устанавливается заданный режим его работы. При плохой воспламеняемости топлива скорость нарастания давления и максимальное давление в камере сгорания при запуске могут достигнуть таких величин, при которых возможно разрушение двигателя. [c.167]

    Керосиновая (200—300°) и лпгроино-керосиновая (65—300 ) фракции требуются не только для дизельмоторов, по п для получивших распространение в конце 2-п мировой войны воздушных и жидкостных реактивных двигателей. Для первых использовались преимущественно парафиновые углеводороды бензина, синтезировавшегося из водяного газа, для вторых — аробин (ароматический бензин с содержанием ароматических углеводородов выше 40%) или ксилольную фракцию каменноугольной смолы или, наконец, ароматизированный бензин деструктивного гидрирования угля, причем каждый из этих компонентов брался в смесп с аминами, пирокатехином или другими инициаторами воспламенения, осуществлявшегося смешением с азотной кислотой [6]. В некоторых рецептурах были использованы также смеси спиртов (метилового п этилового) с жидким кислородом или перекисью водорода. [c.13]

    Эта тенденция объясняется не только возможностью повышения прп ожижении угля общего качественного цотенцпала моторных топлпв за счет увеличения в них содержания ароматических углеводородов (а для топлпв жидкостных реактивных двигателей также амппов и [c.14]

    Несмотря па то, что вибрационное горение известно давно, и ему пссвящепо сранительно много работ, далеко не все вопросы теории этого явления разработаны. В результате осповныо теоретические выводы сводятся к утверждению, что частоты колебаний определяются акустическими свойствами системы, условия возбуждения сводятся к критерию Рэлея (неточность которого будет показана в гл. III), а из большого количества возможных механизмов обратной связи до сих пор достаточно подробно рассмотрен (применительно к жидкостным реактивным двигателям) лишь так называемый механизм Крокко. [c.10]

    Крокко Луиджи и Чжен Сииь-и, Теория неустойчивости горения в жидкостных реактивных двигателях, ИЛ, Москва, 1958. [c.19]

    Влияние колебаний давления в камере сгорания на расход тонлива может оказаться существенным в жидкостных реактивных двигателях, поскольку колебания давления могут достигать в них достаточно больших величин. При этом задача упрощается в том отношении, что зона теплоподвода непосредственно прилегает к головке камеры сгорания, и, следовательно, можно полагать ф = 0. Более подробное рассмотрение показывает, однако, что само но себе наличие колебаний расхода, вызванных колебаниями давления в камере такого двигателя, недостаточно для самовозбуждения системы. Действительно, нри увеличении давления расход горючего будет удгеньшаться. Если предположить, что сгорание происходит мгновенно, то получится, что увеличение теплонодвода будет происходить в моменты понижения давления и система не возбудится. В этом рассуждении скрыто молчаливое предположение, что система может стать неустойчивой только за счет колебаний теплонодвода. Но в данном случае это не так. Как будет показано в гл. X, главным в этом случае является возмущение газообразования. [c.291]

    Как будет видно из 52, возбуждение акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях связано не с возмущением теплоподвода пли эффективной скорости распространения пламени, а с возмущением газообразования во фронте горения. Тем не менее, общее заключение о том, что при растянутой организации горения возбуждение акустических колебаний менее вероятно, чем в том случае, когда горение сосредоточено в одном сечении, в известной мере справедливо и для жидкостных реактивных двигателей. Это было показано Крокко и Чже-ном ), рассмотревшими устойчивость продольных акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях, в предположении, что горение сосредоточено в двух отстоящих друг от друга на конечном расстоянии фронтах горения. В том случае, когда указанные два фронта [c.415]

    При работе жидкостного реактивного двигателя всегда наблюдаются колебания давления в камере сгорания, колебания в расходе топлива и т. п. Это приводит к колебаниям тяги, что воснринимается конструкцией, на которой установлен двигатель, как некоторая механическая вибрация. Надо сказать, что эти вибрации не представляют какой-либо опасности для конструкции, не снижают эффективности двигателя, и их следует считать столь же естественным явлением, как и вибрации и шум [c.471]

    Поскольку настоящая книга посвящена изучению процессов возбуждения продольных акустических колебаний, то естественно, что здесь будет рассматриваться только задача о продольных высокочастотных колебаниях. Хотя приводимое ниже изложение вопроса несколько отличается от того, которое дано в монографии Крокко и Чжена (это вызвано желанием быть более близким к содержанию предыдущих глав), основные идеи и результаты заимствованы из названной монографии. Желающим более подробно познакомиться и с низкочастотными колебаниями в жидкостных реактивных двигателях следует порекомендовать обратиться к работе Крокко и Чжена. [c.473]

    Для теоретического анализа высокочастотных колебаний в жидкостных реактивных двигателях систему уравнений (52.7), описывающ ую свойства области теплоподвода, обычно заменяют приближенной. Нанисав только первое уравнение, являющееся следствием закона сохранения потока массы, дополняют его двумя равенствами Pi = Р2 и Si = S2 = 0, которые используются вместо второго и третьего уравнений (52.7). [c.482]

    Выше было показано, что возбуждение продольных акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях существенно связано с двумя параметрами г н т . Приступая к анализу влияния на самовозбуждение колебаний относительного расстояния фронта горения от головки двигателя ф, надо условиться о предположениях, которые будут сделаны относительно г и т . Величина г будет задаваться и оставаться постоянной. Параметр Ти будем считать переменным и выбирать его так, чтобы os мт =—1. Если выбирать Ти из наппсанного условия, то будут обеспечиваться наилучшие условия для возбуждения колебаний. Это видно, например, из того, что прп os шт = —1 вектор т иа диаграмме рис. ИЗ располагается горизонтально (фазы тир будут совпадать) и поэтому возбуждение системы окажется воз- [c.492]

    Аналогичное заключение должно быть справедливым и для жидкостных реактивных двигателей. Это явление фактически наблюдалось Крокко, Греем и Харджем ). Постепенно удлиняя кад1еру сгорания, они зарегистрировали переход колебаний с основного тона на вторую гармонику, а со второй на третью, что полностью согласуется с развитой в конце гл. V точкой зрения. [c.496]

    В заключение настоящего параграфа сделаем одно замечание. Во всех предыдущих разделах многократно подчеркивалось, что в конечном итоге причиной возбуждения вибрационного горения является возмущение теплоподвода или эффективной скорости распространения пламени. В случае возбуждения акустических колебаний в жидкостных реактивных двигателях основным является возмущение газообразования (возмущение расхода некоторого источника массы, расположенного в зоне горения). Следовательно, вибрационное горение может иметь самую различную природу. В общем случае оно может возбуждаться за счет любого слагаемого, входящего в систему (15.5) и описывающего процесс внутри области (Т. Это может быть ЬМ (рассмотренный только что случай), (труба Рийке), подвижность фронта пламени, т. е. отличие от нуля входящих во все три уравнения частных производных от интегралов по объему V (случай, рассмотренный в 49), возмущение теплотворной способности смеси 6 1 и полноты сгорания Ьд —Ьд (пример, приведенный в 25). Наконец, возбуждение акустических колебаний может оказаться связанным с отличием от нуля слагаемого ЬР . Этот процесс реализуется, например, в тех случаях, когда в зоне о происходит периодический срыв вихрей (без горения). Тогда взаимодействие вихреобразования с акустическими колебаниями может привести к самовозбуждению колебательной системы. Поскольку этот случай никак не связан с процессом горения, он в книге не рассматривался. [c.497]

    Не все горючие, воспла1меняющиеся при соприкосновении с азотиокислотными окислителями, могут служить компонентами самовоспламеняющихся ракетных топлив. Практикой установлено, что только те горючие пригодны для этого, у которых воспламенение происходит не более чем через 0,03 сек после смешения с окислителем. При большем времени задержки зажигания топливо уже не может быть использовано как самовоспламеняющееся в жидкостном реактивном двигателе. Запуск двигателя, работающего на таком топливе, должен производиться с применением специальных средств зажигания. [c.49]

    Для предотвращения и подавления кавитации в центробежных и вихревых насосах, работающих в условиях ограниченных надкавитационных напоров (на нагретых и легкокипящих жидкостях, при значительных высотах всасывания, значительных частотах вращения и т. п.), применяют различные способы увеличения надкавитационного напора. Одним из эффективных способов повыщения АЛ является установка на всасывании насосов бустер-ных насосов. Такими насосами могут быть щнеки, устанавливаемые на одном валу с основным насосом в жидкостных реактивных двигателях [47]. При установке щнековых преднасосов удается повысить кавитационный коэффициент быстроходности насосов до значения С = 2500-н3000. Подробные сведения по этому вопросу приведены в работе [47]. [c.121]

    Оз, жидким кислородом), а также низкая температура плавления и относительно высокая плотность делают этиленимин и его производные — этиленгидразин [464, 465] и биазиридин [466, 467] — привлекательными горючими компонентами высокоэффективных топлив для жидкостных реактивных двигателей [468—471]. Добавление этиленимина (5—50 вес.%) повышает теплоту сгорания и удельный импульс и снижает температуру и периоды задержки самовоспламенения таких жидких топлив, как бензин, тетрагидрофуран, фуриловый спирт, анилин, бутил-меркаптан, этиловый спирт и пиррол, с которыми он смешивЗ ется в любых соотношениях. [c.231]

chem21.info

Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) - Справочник химика 21

из "Химия технология и расчет процессов синтеза моторных топлив"

Принципиальная схема работы ЖРД состоит в следуюш ем горючее и окислитель в определенных пропорциях подаются под давлением по трубопроводам в камеру сгорания двигателя и разбрызгиваются в ней при помощи форсунок (рис. 30). [c.66] В некоторых двигателях горючее и окислитель подаются в камеру сгорания каким-нибудь сжатым газом или воздухом. В камере сгорания ЖРД горючая смесь зажигается обычно электрической свечой образую-ш иеся в результате сгорания газы иод давлением в 20—30 атм. с большой скоростью вырываются наружу через сопла, создавая реактивную тягу двигателя. [c.67] Сжигание одного килограмма горючей смеси в секунду может дать реактивную тягу до 300 кг. При этом в камере сгорания двигателя развивается температура свыше 2000°, а скорость выходяш их из сопла газов может достигать 2500 м/сек. [c.67] Создание ЖРД позволило значительно повысить скорость самолетов. Самолеты с ЖРД могут совершать полеты со сверхзвуковыми скоростями, недостижимыми для самолетов с поршневыми двигателями. Недостатком жидкостных реактивных двигателей является высокий расход окислителя. [c.67] ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ВРД). [c.67] В результате дальнейшего развития реактивной техники был создан воздушно-реактивный двигатель ВРД, используюш ий в качестве окислителя кислород воздуха. Воздух, поступающий в двигатель, направ ляется в камеру сгорания но расширяющемуся диффузору. В струю сжатого в диффузоре воздуха впрыскивается горючее. Из камеры газы поступают в сопло. Поскольку воздух проходит по каналу, не встречая на своем пути никаких механизмов, эти двигатели получили название прямоточных двигателей. [c.67] Тяга ВРД возникает в результате давления газа на стенки двигателя. Чем выше скорость движения ВРД, тем больше его коэффициент полезного действия. При скорости 1000 км/час общий к. п. д. составляет всего 8—9%, а при увеличении скорости вдвое к. н. д. достигает 30%, т. е. оказывается более высоким, чем к. п. д. поршневых авиационных двигателей. [c.67] Для того чтобы составить представление о степени использования энергии, выделяющейся в камере сгорания, приведем следующие данные по тепловому балансу реактивного двигателя. [c.67] При скорости полета 500 км/час на высоте И ООО м из 100 единиц тепла, подаваемого в двигатель (рис. 31), уносится с выхлопными газами в виде тепла 35 единиц, теряется в турбине 3,8 расходуется в реактивном сопле 1,5, на работу компрессора 26,7. Потери кинетической энергии струи, истекающей из сопла в атмосферу, составляют 16,6. Таким образом, на полезную мощность остается только 16,4% выделившегося тепла. [c.67] Для того чтобы двигатель был экономичен при работе на малой скорости, необходимо сжимать компрессором воздух, поступаюгций в камеру. Очевидно, что использовать поршневые двигатели для приведения компрессора в действие невыгодно, так как они велики и тяжелы. Весьма плодотворной оказалась идея использовать для привода компрессора) газовую турбину. [c.69] Воздушно-реактивные двигатели с компрессором, приводимым в движение газовой турбиной, носят название турбореактивных или газотурбинных воздушно-реактивных двигателей. [c.69] В первом случае сгорание происходит при постоянном объеме. Га выпускают через клапаны и сопла на лопатки ротора турбины. Движущая сила создается отдельными импульсами. Для обеспечения равномерной работы ротора частоту импульсов увеличивают путем использования нескольких камер. [c.69] Во втором случае, наиболее характерном для соврменных авиационных реактивных двигателей, компрессор подает воздух в камеру сгорания непрерывно, топливо также поступает непрерывно, а продукты сгорания подходят к сопловому аппарату при постоянном давлении. На рис. 32 показана принципиальная схема турбореактивного двигателя с циклом постоянного давления. Отдельные стадии работы двигателя схематически изображены на рис. 33. [c.69] В I стадии воздух, поступивший через входное отверстие, сжимается компрессором и направляется в камеру сгорания (вал при запуске вращается стартером). [c.69] Во II стадии в сжатый воздух, направляющийся в камеру сгорания, впрыскивается топливо. Зажигание смеси производится электрической свечой. В камеру сгорания подается значительно больше воздуха, чем требуется для сжигания топлива. Основная масса избыточного воздуха охлаждает газы в камере сгорания. [c.69] В III стадии смесь горячих газов проходит через сопловый аппарат турбины и через общий вал вращает рабочее колесо турбины. В этот период свеча зажигания выключена, и система продолжает работать до тех пор, пока впрыскивается топливо. [c.69] В последней IV) стадии газовая смесь, пройдя турбину, с большой скоростью выходит через сопло в атмосферу. Еще раз подчеркнем, что в газотурбинном двигателе с циклом постоянного давления забор воздуха,-его сжатие, подача и сгорание топлива и образование струи протекают непрерывно. [c.69] Турбореактивный двигатель способен развивать значительную тягу на месте и обеспечить взлет самолета. Экономичность ТРД много выше, чем прямоточного ВРД, особенно на дозвуковых скоростях полета. Экономичность ВРД и ТРД становится примерно одинаковой только при сверхзвуковых скоростях полета порядка 2000 км/час. [c.70] По весу турбореактивные двигатели превосходят ЖРД и прямоточные ВРД, но расход горючего у ТРД при околозвуковых скоростях полета во много раз меньше. [c.70] Сравнение экономичности самолетов с ТРД и с поршневым авиационным двигателем показывает, что ТРД расходует на 1 км пути лишь незначительно больше топлива. Несомненно, что при дальнейшем совершенствовании турбореактивных двигателей окажется возможным увеличение дальности полетов и повышение скорости самолетов до 1600— 2000 км/час. [c.70]

Вернуться к основной статье

chem21.info

Жидкостные реактивные двигател - Энциклопедия по машиностроению XXL

Применение пайки и склеивания в машиностроении возрастает в связи с широким внедрением новых конструкционных материалов (например, пластмасс) и высокопрочных легированных сталей, многие из которых плохо свариваются. Примерами применения пайки в машиностроении могут служить радиаторы автомобилей и тракторов, камеры сгорания жидкостных реактивных двигателей, лопатки турбин, топливные и масляные трубопроводы и др. В самолетостроении наблюдается тенденция перехода от клепаной алюминиевой  [c.68] Задача № 124. Определить закон движения x = x(t) самолета с жидкостным реактивным двигателем на активном и горизонтальном участке полета, положив, что масса самолета изменяется по линейному закону  [c.310]

Циолковский исследовал также многие вопросы конструирования реактивных двигателей для межпланетных сообщений, изобрел-жидкостный реактивный двигатель, предложил высококалорийные топлива, позволяющие получать большие относительные скорости истечения (отбрасывания) частиц, и разработал основы теории межпланетных сообщений.  [c.111]

Точка отрыва пограничного слоя 331 Турбина идеальная 35, 50 Тяга жидкостного реактивного двигателя 53  [c.596]

Цикл жидкостно-реактивного двигателя  [c.172]

Жидкостно-реактивный двигатель, схема которого приведена на рис. 14.6, состоит из камеры сгорания 1 с соплом 2, системы подачи топлива 3, в которую входят баки, насосы, агрегаты управления. Рабочие компоненты топлива — горючее и окислитель — подаются в камеру сгорания через форсунки 4, перемешиваются там и сгорают. Продукты сгорания расширяются в сопловом канале. При этом часть теплоты, которой они обладают, превращается в кинетическую энергию вытекающей среды. Скорость истечения га-  [c.173]

Топливом для жидкостных реактивных двигателей служат водород и соединения водорода с углеродом, твердые металлы с малой атомной массой (литий, бор) и их соединения с водородом. В качестве окислителей используются жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота.  [c.567]

Схема жидкостного реактивного двигателя показана на рис. 17.37. Жидкое топливо и жидкий окислитель подаются в камеру сгорания 2 при помощи питательных насосов 1. Топливо сгорает при постоянном давлении (что является наиболее простым) с постоянно открытым соплом 3. Газообразные продукты сгорания, расширяясь в сопле н вытекая из него с большой скоростью, создают необходимую для движения летательного аппарата силу тяги.  [c.567]

Рис. 17.37. Схема жидкостного реактивного двигателя
Достоинствами жидкостного реактивного двигателя являются независимость его работы от состояния окружающей среды, возможность полетов в безвоздушном пространстве, полная независимость тяги от скорости полета и, следовательно, возрастание мощности с увеличением скорости полета, простота конструкции и малая удельная масса (масса установки на 1 кг тяги).  [c.568]

Недостатками жидкостных реактивных двигателей являются сравнительно низкий к. п. д., а также необходимость иметь на корабле большие запасы не только топлива, но и окислителя.  [c.568]

Рис. 8.25. Жидкостный реактивный двигатель
К. Э. Циолковскому принадлежит также первенство в изобретении комбинированного воздушно-реактивного двигателя, метода охлаждения жидкостного реактивного двигателя одним из компонентов топлива, специального насоса для подачи жидких горючего и окислителя в камеру сгорания.  [c.415]

К ракетным двигателям относятся пороховые и жидкостные реактивные двигатели.  [c.416]

Термический к. п. д. цикла жидкостного реактивного двигателя подсчитывается по общей формуле  [c.420]

Удельная масса современного жидкостного реактивного двигателя в 15—20 раз меньше, чем поршневого.  [c.421]

Недостатками жидкостных реактивных двигателей являются сравнительно низкая экономичность и ограниченный радиус действия самолета из-за необходимости иметь на самолете большие запасы не только топлива, но и окислителя.  [c.421]

Оба типа двигателей работают лишь в набегающем потоке воздуха поэтому летательные аппараты с этими двигателями нуждаются в принудительном запуске, который осуществляется при помощи стартовых жидкостных реактивных двигателей или пороховых ракет, а также специальных катапульт.  [c.421]

В современных жидкостно-реактивных двигателях (ЖРД) у Земли достигнуты удельные тяги  [c.129]

Жидкостные реактивные двигатели  [c.98]

Для космических полетов, осуществляемых с большими скоростями, применяют ракеты с жидкостными реактивными двигателями, в которых используют жидкое топливо и жидкие окислители (кислород, перекись водорода и др.). Распыливаемые в камере сгорания топливо и окислитель реагируют при постоянном давлении, обеспечивая образование большого количества газов с очень высокой температурой — До 2500— 3000 С. Расширяясь адиабатно, газы вытекают со сверхзвуковой скоростью, создавая струю, реакция которой и заставляет двигаться ракету. Поскольку воздух в двигатель не забирается, то и работа на сжатие воздуха не затрачивается. Сила тяги не зависит от скорости полета, что является большим преимуществом двигателей такого рода.  [c.98]

В мае 1929 г. в составе ГДЛ организовался опытно-конструкторский отдел по жидкостным реактивным двигателям. В 1930—1931 гг. в нем были разработаны, изготовлены и испытаны первые в СССР жидкостные реактивные (опытные реактивные) моторы ОРМ-1 и ОРМ-2, а в 1932 г. — сконструирована и построена серия опытных двигателей от ОРМ-4 до ОРМ-22, на которых испытывались различные топлива, системы зажигания, методы запуска, способы смешения горючих и окислителей и т. д.  [c.418]

Успешные опыты применения различных реактивных двигателей, начатые, как указывалось, запуском первой двухступенчатой ракеты в 1939 г. и распространенные с 1940 г. на экспериментальные конструкции самолетов, столь же успешные опыты использования в авиационной технике так называемых жидкостных реактивных двигателей (ЖРД), предпринятые в 1940—1942 гг. и последуюш,ие работы по их совершенствованию — все  [c.422]

Задача 11.2. В камере жидкостного реактивного двигателя газ с молекулярной массой 24,2 кг/моль имеет температуру = 2800 К.  [c.177]

Основоположник научной теории полета при помощи реактивного двигателя — выдающийся русский ученый-изобретатель К. Э. Циолковский. Им впервые в мире в 1903 г. была разработана теория полета ракеты и изобретен первый жидкостный реактивный двигатель. К. Э. Циолковскому принадлежит также первенство и по другим изобретениям в реактивной технике. Многое сделали для развития реактивных двигателей и другие русские ученые-новаторы.  [c.55]

Различают следующие основные типы реактивных двигателей пороховые реактивные двигатели, жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) и воздушно-реактивные двигатели (ВРД).  [c.176]

А. В. Болгарский. Расчет процессов в камере сгорания и сопле жидкостного реактивного двигателя. Оборонгиз, 1957.  [c.220]

Применение пайки и склеивания в машиностроении возрастает в связи с широким внедрением новых конструкционных материалов (например, пластмасс) и высокопрЬчных легированных сталей, многие из которых плохо свариваются. Примерами применения пайки в машиностроении могут служить радиаторы автомобилей и тракторов, камеры сгорания жидкостных реактивных двигателей, лопатки турбо-реактивных авиадвигателей, топливные и масляные насосы и др. Клеевые соединения элементов конструкции находят достаточно широкое применение в самолетостроении. Путем склеивания можно соединять элементы конструкции малой толщины с разнородными заполнителями. Так, например, на смену клепаной конструкции обшивки самолета приходит клеевая конструкция (см. рис. 3.8, где 1 — стыковка по контуру, II — клеевое соединение панелей с поясом лонжерона, III — клеевое соединение панелей с профилем носка крыла).  [c.362]

Жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД) называется двигатель, создающий силу тяги веледетвие вытекания из сопла продуктов сгорания жидкого топлива. ЖРД получили в настоящее  [c.172]

Давление в камере сгорания жидкостного реактивного двигателя обычно составляет 20— 25 бар, а скорость истечения газа колеблется в пределах 2100—2400 м1сек.  [c.568]

Различают также два вида реактивных двигателей в зависимости от используемого топлива (твердого или жидкого). Двигатели первого вида (ТТРД) используют твердое топливо, имеющее в своем составе необходимый для горения окислитель. Топливом для современных жидкостных реактивных двигателей (ЖРД) наиболее часто служат водород и его соединения в качестве окислителя испо.иьзуют жидкий кислород, перекись водорода, азотную кислоту и т. п.  [c.535]

ПОД руководством С. П. Королева — впоследствии академика, выдающегося специалиста в области ракетной техники — был построен первый ракетоплан ГИРД РП-1 (планер конструкции Б. И. Черановского) с жидкостным реактивным двигателем, а с конца 1933 г. были предприняты разработка проектов и испытания реактивных двигателей и ракетных летательных аппаратов в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ). В основу этих исследовательских и проектных работ была положена теория воздушно-реактивных двигателей, предложенная в 1929 г. Б. С. Стечкиным, и получившая международное признание.  [c.367]

В 1936 г. С. П. Королев спроектировал двухместный ракетоплан РП-318 (СК-9) с жидкостным реактивным двигателем ОРМ-65 ( опытньш реактивным мотором ) конструкции В. П. Глушко. Летные испытания проводились в начале 1940 г. летчиком В. П. Федоровым. В 1939 г. группа И. А. Меркулова разработала конструкцию авиационных воздушно-реактивных двигателей прямоточного типа. Устанавливавшиеся под нижними плоскостями крыльев самолетов и использовавшиеся как вспомогательные двигатели,, они в 1939—1940 гг. успешно прошли испытания на истребителях И-15бис и И-153 Н. Н. Поликарпова. Годом позднее В. Ф. Болховитинов (при уча-  [c.367]

Уделяя серьезное внимание развитию ракетных и самолетных двигательных систем, Цандер разработал конструкции и провел испытания жидкостных реактивных двигателей ОР-2 и 10 с применением двигателя 10 25 ноября 1933 г. был осуществлен запуск второй советской ракеты ГИРД-Х (см. стр. 419). Столь же большое внимание уделялось Цандером теоретическим разработкам. Так, в 1924—1927 гг. он выполнил два исследования — Полеты на другие планеты (теория межпланетных путешествий) и Расчет полета межпланетного корабля в атмосфере Земли (спуск) . Опубликованные посмертно в 1961 г., они наряду с рассмотрением других проблем содержат определение величины и направления добавочной скорости, которую нужно сообщить межпланетному кораблю, движущемуся вокруг Земли по орбите искусственного спутника, чтобы достигнуть планеты Марс. В этих же работах впервые была поставлена и проанализирована задача корректирования траектории центра масс космического корабля при приближении к планете, являющейся целью полета, и даны таблицы (расписания) полетов с Земли на Марс, не утратившие своего значения до нашего времени [8].  [c.415]

Инженер-мвxanгL t ученый и изобретатель в области реактивной техники и межпланет-пых полетов. Конструктор воздушно-реактивных и жидкостно-реактивных двигателей, ракет и ракетопланов. Автор работ по теории реактивных двигателей и космических ракет.  [c.416]

В марте 1933 г. одной из бригад ГИРД был испытан жидкостный реактивный двигатель конструкции Ф. А. Цандера ОР-2 (опытный ракетный, второй), работавший на кислороде и керосине и развивавший тягу 50 кг. К середине 1933 г. инженеры ГИРД разработали образцы реактивных двигателей с тягой 50—70 кг, а в августе 1933 г. был осуш,еств-лен запуск экспериментальной ракеты 09 (рис. 126) с двигателем, работавшим на жидком кислороде и конденсированном бензине и развивавшим тягу около 50 кг. Позднее, в конце ноября того же года, совершила полет экспериментальная ракета ГИРД-Х (рис. 127) с жидкостно-реактивным двигателем, работавшим на жидком кислороде и спирте.  [c.419]

Наряду с конструированием и применением пороховых ракет в 30-х годах в Советском Союзе началось применение ракет с жидкостными реактивными двигателями (ЖРД) для метеорологических исследований верхних слоев атмосферы. Описание двух ранних конструкций ракет этого назначения, снабженных регистрирующими метеоприборами, — ракеты Разумова — Штерна и ракеты Тихонравова — было дано в докладах проф.  [c.420]

Реактивными называются двигатели, развивающие силу тяги за счет реакции потока газообразных продуктов сгорания, вытекающих с большой скоростью из сопла в окружающую среду. Эти двигатели применяются на летательных аппаратах и Подразделяются на воздушно-реактивные двигатели, у которых окислителем топлива является кйслород атмосфер ного воздуха, жидкостные реактивные двигатели, у которых окислителем является жидкость, запасенная на борту летательного аппарата (жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота), и пороховые двигатели, в которых топливом служит твердое топливо— порох, содержащий в своем составе необходимый для горения кислород.  [c.200]

Жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) в общих чертах устроены следующим образом (рнс. 11-25). Топливо и жидкии окислитель подаются из баков I и 2 насосами. 3 и 4 в камеру сгорания 5, где происходит сгорание ири p = onst. Газообразные продукты сгорания истекают в окружающую среду через реактивное соило 6, и создаваемая ими реактивная тяга толкает двигатель в,перед.  [c.203]

Жидкостные реактивные двигатели широко используются в ракетной, а в ряде случаев и в авиащиоииой технике.  [c.204]

mash-xxl.info